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- 저자 : 한영민(Yeoung-Min Han) (검색결과 239 건)
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한영민,고영성,양수석,이대성,Han, Yeoung-Min,Ko, Young-Sung,Yang, Soo-Seok,Lee, Dae-Sung 대한기계학회 2002 大韓機械學會論文集B Vol.26 No.8
In this paper, the test results of the combustion for 2 IAFR lean fuel models are described. The need for the low emission combustor has been issued from the concern on the increase of green house and the destruction of ozone layer. To evaluate the flow and combustion performance of newly designed 21AFR lean modules, the hydraulic tests in stereolithographic airflows models, the low pressure combustion tests in three injectors model for weak extinction and ignition and the high pressure combustion tests in single sector for NOx, SAE and efficiency are performed. The low pressure tests reveal that the governing parameters in weak extinction and ignition at atmospheric condition are prefilmer length, swirl flow rotation direction, secondary swirl angle and flow split. As a result of combustion test at high pressure, the efficiency and smoke level are satisfied with performance targets, but EINOx of 17.8 is higher than target value of 13.1 The high pressure tests show that the main parameters influenced on NOx are primary swirl angle, swirl flow rotation direction, heatshield exit angle and liner mixing hole location.
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한영민,김승한,서성현,이광진,김종규,Han, Yeoung-Min,Kim, Seung-Han,Seo, Seong-Hyeon,Lee, Kwang-Jin,Kim, Jong-Gyu 한국항공우주연구원 2005 항공우주기술 Vol.4 No.2
The procedure of conceptual and detailed design of sub-scale combustor using bipropellant swirl or impinging injector with external or internal mixing for a liquid rocket engine are described in this paper. The sub-scale combustor uses liquid oxygen(LOx) and kerosene as propellants and has a injector head, an ablative material combustor wall and a water cooled nozzle. The injector head has LOx manifold, fuel manifold, fire face plate, one center swirl or impinging injector and 18 main swirl or impinging injectors.
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한영민(Han Yeoung-min),이광진(Lee Kwang-jin),홍일희(Hong Il-hee) 한국항공우주연구원 2011 항공우주산업기술동향 Vol.9 No.2
인도 우주 프로그램은 자국 국민 생활 조건을 향상시키는 유형의 결과물을 제공할 수 있는 직접적인 우주개발에 집중하면서 위성발사용 로켓, 통신위성, 지구관측 위성 등을 자력으로 개발하는 것에 초점을 두고 있다. 인도의 경우 자국 자체 수요에 의한 잦은 발사 경험과 풍부한 인적 자원에 의해 향후 국제적인 발사 경쟁력을 확보할 수 있을 것이다. 본 논문에서는 인도의 우주발사체 개발 역사, 초기의 과학 로켓, SLV, ASLV, 그리고 현재 운용중인 PSLV, GSLV, 개발 중인 GSLV M3에 대해 기술하였다. 또한, 인도의 우주발사체를 발사하는 우주센터와 추진시험 센터, 우주발사체의 개발 비용, 참여 산업체 현황 및 참여 분야, 향후 우주발사체개발 계획에 대해 기술하였다. Indian space programme is focusing on space developments in order to offer visible results for better life of indian people. India either focuses on independent developing rockets for launching satellites, communications satellites and earth observations. Indian launch vehicles will have the international competitiveness due to frequent launching and wealthy human resource. In this paper, history of launch vehicle development, sounding rocket, SLV, ASLV, PSLV, GSLV and GSLV M3 are described. In addition, space center for indian launch vehicle, liquid propulsion system center, indian launch vehicle cost, industry participation and throughput and advanced indian launch vehicle are described.
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한국형발사체 액체엔진 연소기 및 터보펌프 시험설비 배치 및 설계에 대한 검토
한영민(Yeoung-Min Han),조남경(Nam-Kyung Cho),정용갑(Young-Gahp Chung),김승한(Seung-Han Kim),유병일(Byung-il Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),김진선(Jin-Sun Kim),김지훈(Jihoon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비와 터보펌프 실매질 시험설비의 배치 및 설계에 대해 간략히 기술하였다. 연소기 연소시험설비 및 터보펌프 실매질 시험설비에서 75톤급 액체로켓엔진의 부품인 연소기 및 터보펌프의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이다. 연소기 및 터보펌프 시험설비의 유공압 설비, 제어계측 시스템, 시험 스탠드 그리고 부대설비에 대한 상세설계를 완료하였다. The result of design review and arrangement of a combustion chamber test facility(CTF) and a turbo-pump real propellant test facility(TPTF) is briefly described. The development/qualification tests of combustion chamber and turbo-pump for 75ton-class liquid rocket engine will be performed in CTF and TPTF. The critical design of hydraulic-pneumatic system, control and data acquisition system, test stand cell, and auxiliary facilities in CTF and TPTF was performed.
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한영민(Yeoung-Min Han),조남경(Nam-Kyung Cho),정용갑(Young-Gahp Chung),김승한(Seung-Han Kim),유병일(Byung-il Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),김진선(Jin-Sun Kim),김지훈(Jihoon Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 3단 엔진 연소시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관 시스템 시험설비의 배치 및 구축 현황에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 3단 엔진 및 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관 시스템 시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관 시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 현재 연소기 및 터보펌프 시험설비의 경우 장기 납품 품목의 발주 완료 등 구축 중에 있으며, 엔진 및 추진기관 시스템 시험설비의 경우 상세설계를 준비 중에 있다. The deign and development status of a combustion chamber test facility(CTF), a turbopump real propellant test facility(TPTF), a rocket engine test facility for 3rd stage engine(SReTF), a rocket engine ground/high altitude test facility(ReTF, HAReTF) and a propulsion system test complex(PSTC) for KSLV-Ⅱ is briefly described. The development/qualification tests of engine component, 3rd stage engine system and 75ton-class liquid rocket engine system will be performed in CTF, TPTF, SReTF, ReTF and HAReTF and the development test of 1<SUP>st</SUP>/2<SUP>nd</SUP>/3<SUP>rd</SUP> propulsion systems for KSLV-Ⅱ will be performed in PSTC. The CTF/TPTF are under construction such as ordering the long delivery items and the detailed design of ReTF/PSTC is being prepared.
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